Temperaturregelung in der Raumfahrt

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Die Temperaturregelung eines Raumflugkörpers ist möglich

passiv über Coating (polieren, aufrauen, ...), Isolierung, Thermale Schilder, wärmeleitende Materialien, Oberflächengestaltung, Bimetallschuppen
semipassiv über Phasenumwandlung, Heatpipes
aktiv über Heizelemente, Louvers, Blenden, Kühlkreisläufe

Ziel der Temperaturregelung ist es, die Bauteile innerhalb des vorgesehenen Temperaturbereichs für Lagerung und Betrieb zu halten.

Inhaltsverzeichnis

1 Typische Betriebstemperaturen
2 Theoretisches Modell der Temperaturveränderung

[Bearbeiten] Typische Betriebstemperaturen

chemische Prozesse

Triebwerke: 10 bis 120°C
Tanks: 10 bis 40°C (Einstofftanks)
Batterien: -10 bis 25°C

elektrische Bauteile

Receiver 10 bis 45°C
Erdsensoren -10 bis 55°

mechanische Bauteile

Drallrad 0 bis 45°C
Antenne -170 bis +90°C

[Bearbeiten] Theoretisches Modell der Temperaturveränderung

Um zu vermeiden, daß einzelne Bauteile plötzlich nicht mehr in ihrem vorgesehenen Temperaturbereich sind (Überhitzung, Einfrieren), werden Simulationen durchgeführt. Hierbei wird der Satellit in sogenannte Knoten aufgeteilt, die miteinander und mit der Umgebung Wärme austauschen. Für jeden dieser Knoten werden die Wärmeaustauschgrößen aufaddiert.

Die Temperaturentwicklung der einzelnen Bestandteile eines Satelliten werden in Erdnähe durch die folgenden Faktoren beeinflusst:

[Bearbeiten] Wärmeaufnahme

Sonne:

$P _{Sonne} = \alpha _{Sat} \cdot A_{eff} S \cdot \cos \varphi$
mit Absorbtionsgrad $α S a t$ (geschluckte Strahlung/Gesamtstrahlung), effektive Fläche bezüglich Sonne $A e f f$ , Solarkonstante S (1372 $\frac{W}{{m^2 }}$ ), relativer Winkel $\varphi$

Albedo:

$P _{Albedo} = \alpha _{Albedo} A_{eff} \cdot S \cdot 0,35 \cdot \cos \varphi \left( {\frac{{R_{Erde} }}{{R_{Sat} }}} \right)^2$

mit Absorbtionsgrad $a l p h a A l b e d o$ , effektive Fläche bezüglich Albedo $A e f f$ , Solarkonstante S (1372 $\frac{W}{{m^2 }}$ ), Reflexionsgrad der Albedo, relativer Winkel $\varphi$ , Erdradius $R E r d e$ , Bahnradius $R S a t$

Dissipation: $P D i s p$
Erdwärme: $P _{Erde} = \varepsilon _{Erde} \cdot A_{Erde} \cdot 250\frac{W}{{s^2 }}\left( {\frac{{R_{Erde} }}{{R_{Sat} }}} \right)^2 \cos \varphi _{Erde}$

mit Emissionsgrad der Erde $\varepsilon _{Erde}$ , die vom Satellit aus sichtbare Fläche der Erde $A E r d e$ , emittierte Leistung, Winkel bezüglich der Erde $\varphi _{Erde}$

Weltraumstrahlung:

$P_{Weltraum} = A \cdot \varepsilon \cdot \sigma \cdot T_{Weltraum}^4 \cdot e_{Weltraum}$
mit Emissionsgrad des Weltraums $\varepsilon$ , Stefan-Boltzmann-Konstante $σ$ ,Temperatur des Weltraums $T W e l t r a u m$ = 4°K